RU2302534C2 - Gas-turbine device - Google Patents

Gas-turbine device Download PDF

Info

Publication number
RU2302534C2
RU2302534C2 RU2001133771/06A RU2001133771A RU2302534C2 RU 2302534 C2 RU2302534 C2 RU 2302534C2 RU 2001133771/06 A RU2001133771/06 A RU 2001133771/06A RU 2001133771 A RU2001133771 A RU 2001133771A RU 2302534 C2 RU2302534 C2 RU 2302534C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas turbine
sealing element
heat storage
guide vanes
perimeter
Prior art date
Application number
RU2001133771/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2001133771A (en
Inventor
Аркадий ФОКИН (RU)
Аркадий ФОКИН
Анатолий КВАСНИКОВ (RU)
Анатолий КВАСНИКОВ
Игорь ОСИПОВ (RU)
Игорь ОСИПОВ
Кристоф ПФАЙФФЕР (DE)
Кристоф ПФАЙФФЕР
Йорг ШТЕНГЕЛЕ (CH)
Йорг ШТЕНГЕЛЕ
Сергей ТРИФОНОВ (RU)
Сергей ТРИФОНОВ
Original Assignee
Альстом (Свитзерлэнд) Лтд.
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Альстом (Свитзерлэнд) Лтд. filed Critical Альстом (Свитзерлэнд) Лтд.
Priority to RU2001133771/06A priority Critical patent/RU2302534C2/en
Priority to CH00068/02A priority patent/CH695354A5/en
Priority to EP02779099A priority patent/EP1456506B1/en
Priority to PCT/CH2002/000662 priority patent/WO2003054358A1/en
Priority to DE50210429T priority patent/DE50210429D1/en
Publication of RU2001133771A publication Critical patent/RU2001133771A/en
Priority to US10/865,844 priority patent/US7121790B2/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2302534C2 publication Critical patent/RU2302534C2/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
    • F16J15/00—Sealings
    • F16J15/02—Sealings between relatively-stationary surfaces
    • F16J15/06—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces
    • F16J15/08—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces with exclusively metal packing
    • F16J15/0887—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces with exclusively metal packing the sealing effect being obtained by elastic deformation of the packing

Abstract

FIELD: power engineering; gas turbines.
SUBSTANCE: proposed gas-turbine device contains heat accumulating segments arranged opposite to working blades on support over perimeter on casing of gas turbine. Working blades are arranged over perimeter on rotor of gas turbine, guide vanes are arranged near heat accumulating segments over perimeter between casing of gas turbine and rotor, working blades and guide vanes being arranged in hot has channel of gas turbine. Placed between guide vanes and heat accumulating segments is at least one sealing member installed over perimeter and separated by protective screen in direction of hot gas channel.
EFFECT: protection of turbine casing from penetration of hot gases.
9 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области энергомашиностроения и касается газотурбинного устройства.The invention relates to the field of power engineering and for a gas turbine device.

Из уровня техники известны многочисленные газотурбинные устройства. Подобные устройства раскрыты в US-A-3807891, US-A-3995971, US-A-4384822, US-A-4512712, US-A-4792277, US-A-4863343, US-A-4869640, US-A-4902198, US-A-4930980, US-A-5158430, US-A-5238364, US-A-5380155, US-A-5429478.Numerous gas turbine devices are known in the art. Similar devices are disclosed in US-A-3807891, US-A-3995971, US-A-4384822, US-A-4512712, US-A-4792277, US-A-4863343, US-A-4869640, US-A- 4902198, US-A-4930980, US-A-5158430, US-A-5238364, US-A-5380155, US-A-5429478.

У различных устройств направляющие лопатки непосредственно соединены со смежными теплоаккумулирующими сегментами, что раскрыто, например, на фиг.1 в US-A-4384822, US-A-4863343, US-A-4930980 или на фиг.2 в US-A-5429478.For various devices, guide vanes are directly connected to adjacent heat storage segments, as disclosed, for example, in FIG. 1 in US-A-4384822, US-A-4863343, US-A-4930980 or in FIG. 2 in US-A-5429478 .

Проблему представляют собой, в целом, устройства, у которых между направляющими лопатками и смежными теплоаккумулирующими сегментами возникает зазор, который допускает проникновение горячих газов и, тем самым, повреждение участвующих в процессе деталей. Это известно, например, из фиг.1 в US-A-4902198.The problem is, in general, devices in which a gap arises between the guide vanes and adjacent heat storage segments, which allows hot gases to enter and thereby damage the parts involved in the process. This is known, for example, from FIG. 1 in US-A-4902198.

Целью изобретения является устранение названных недостатков. В основе изобретения поставлена задача создания газотурбинного устройства, содержащего теплоаккумулирующие сегменты, расположенные напротив рабочих лопаток на опоре по периметру на корпусе газовой турбины, направляющие лопатки, которые рядом с теплоаккумулирующими сегментами расположены по периметру между корпусом газовой турбины и ротором, причем рабочие и направляющие лопатки расположены в канале газовой турбины для горячих газов, с помощью которого была бы возможной улучшенная защита корпуса газовой турбины между направляющей лопаткой и теплоаккумулирующим сегментом от проникающих горячих газов.The aim of the invention is to remedy these disadvantages. The basis of the invention is the task of creating a gas turbine device containing heat storage segments located opposite the working blades on a support around the perimeter on the gas turbine body, guide vanes, which are adjacent to the heat storage segments along the perimeter between the gas turbine body and the rotor, and the working and guide vanes are located in the channel of a gas turbine for hot gases, with which improved protection of the gas turbine housing between the guide would be possible opatkoy and retaining penetrating segment from the hot gases.

Согласно изобретению, задача решается в газотурбинном устройстве, содержащем теплоаккумулирующие сегменты, расположенные напротив рабочих лопаток на опоре по периметру на корпусе газовой турбины, направляющие лопатки, которые рядом с теплоаккумулирующими сегментами расположены по периметру между корпусом газовой турбины и ротором, причем рабочие и направляющие лопатки расположены в канале газовой турбины для горячих газов, отличающемся тем, что между направляющими лопатками и теплоаккумулирующими сегментами расположен, по меньшей мере, один установленный по периметру уплотнительный элемент.According to the invention, the problem is solved in a gas turbine device containing heat storage segments located opposite the working blades on a support around the perimeter on the gas turbine housing, guide vanes, which are adjacent to the heat storage segments along the perimeter between the gas turbine housing and the rotor, with the working and guide vanes in the channel of the gas turbine for hot gases, characterized in that between the guide vanes and the heat storage segments is located at least at least one perimeter sealing element.

Уплотнительный элемент, который может иметь предпочтительно W-образную форму, расположен в осевом направлении по отношению к ротору газовой турбины между направляющими лопатками и теплоаккумулирующими сегментами, так что он оказывает достаточное пружинящее действие на оба элемента.A sealing element, which may preferably have a W-shape, is located in the axial direction with respect to the gas turbine rotor between the guide vanes and the heat storage segments, so that it exerts a sufficient spring action on both elements.

Далее уплотнительный элемент предпочтительно может быть отделен в направлении канала для горячих газов защитным экраном. Это обеспечивает улучшенную защиту уплотнительного элемента от тепловых воздействий горячих газов при эксплуатации газовой турбины и, тем самым, более длительный срок его службы. Уменьшенные температурные градиенты в уплотнительном элементе дополнительно предотвращают перекос уплотнения и возможную потерю пружинящего действия. Также благодаря защитному экрану предотвращается загрязнение уплотнительного элемента горячими газами.Further, the sealing element can preferably be separated in the direction of the channel for hot gases by a protective screen. This provides improved protection of the sealing element from the thermal effects of hot gases during operation of the gas turbine and, therefore, a longer service life. Reduced temperature gradients in the sealing element further prevent misalignment of the seal and possible loss of spring action. Also, due to the protective screen, contamination of the sealing element with hot gases is prevented.

Предпочтительно уплотнительный элемент и защитный экран могут быть сегментированы по периметру, что упрощает их монтаж. Они могут состоять, например, из четырех-восьми сегментов.Preferably, the sealing element and the protective screen can be segmented around the perimeter, which simplifies their installation. They can consist, for example, of four to eight segments.

Для надежной опоры уплотнительный элемент и защитный экран могут находиться в или на уступе теплоаккумулирующего сегмента, причем защитный экран, который может иметь L-образную форму, расположен на уступе лежа.For reliable support, the sealing element and the protective screen may be located on or on the ledge of the heat storage segment, and the protective screen, which may be L-shaped, is located on the ledge lying down.

Уплотнительный элемент и защитный экран могут состоять из сверхсплава на основе никеля или кобальта и могут быть снабжены металлическим покрытием, например MCrAlY.The sealing element and the shield can consist of a nickel or cobalt-based superalloy and can be provided with a metal coating, for example MCrAlY.

Изобретение поясняется ниже чертежами, на которых изображено:The invention is illustrated below by drawings, which depict:

фиг.1 - газотурбинное устройство с теплоаккумулирующим сегментом и смежной направляющей лопаткой и уплотнительным элементом между обоими элементами;figure 1 - gas turbine device with a heat storage segment and an adjacent guide vane and a sealing element between both elements;

фиг.2 - газотурбинное устройство с теплоаккумулирующим сегментом и смежной направляющей лопаткой, уплотнительным элементом между обоими элементами и защитным экраном для уплотнительного элемента;figure 2 - gas turbine device with a heat storage segment and an adjacent guide vane, a sealing element between both elements and a protective screen for the sealing element;

фиг.3 - вид в соответствии с разрезом III-III на фиг.2.figure 3 is a view in accordance with a section III-III in figure 2.

Изображены только важные для изобретения элементы. Одинаковые элементы обозначены на разных фигурах одинаковыми ссылочными позициями.Only elements important to the invention are shown. Identical elements are denoted by the same reference numerals in different figures.

На фиг.1 изображен фрагмент газовой турбины. На корпусе (не показан) на опоре 2 расположен теплоаккумулирующий сегмент 3. Как общеизвестно из уровня техники, под теплоаккумулирующим сегментом 3 находятся рабочие лопатки, которые расположены по периметру на роторе (не показан). Рядом с теплоаккумулирующим сегментом 3 находятся направляющие лопатки 1. Обычно направляющие лопатки 1 и теплоаккумулирующие сегменты 3 расположены также по периметру корпуса. Рабочие и направляющие лопатки 1 находятся в канале 5 газовой турбины для горячих газов.Figure 1 shows a fragment of a gas turbine. On the housing (not shown) on the support 2 there is a heat storage segment 3. As is well known in the prior art, under the heat storage segment 3 there are working blades that are located around the perimeter on a rotor (not shown). Next to the heat storage segment 3 are guide vanes 1. Typically, the guide vanes 1 and the heat storage segments 3 are also located around the perimeter of the housing. The working and guide vanes 1 are located in the channel 5 of the gas turbine for hot gases.

Как видно из фиг.1, согласно изобретению, между направляющими лопатками 1 и теплоаккумулирующими сегментами 3 имеется, по меньшей мере, один уплотнительный элемент 4. Последний расположен также по периметру. Уплотнительный элемент 4 имеет W-образную форму. Для достижения правильного пружинящего действия на направляющую лопатку 1 и теплоаккумулирующий сегмент 3 "W" расположена в осевом направлении по отношению к ротору газовой турбины между направляющими лопатками 1 и теплоаккумулирующими сегментами 3.As can be seen from figure 1, according to the invention, between the guide vanes 1 and the heat storage segments 3 there is at least one sealing element 4. The latter is also located around the perimeter. The sealing element 4 has a W-shape. To achieve the correct spring action on the guide vane 1 and the heat storage segment 3, the “W” is located in the axial direction with respect to the gas turbine rotor between the guide vanes 1 and the heat storage segments 3.

Как видно далее из фиг.2, уплотнительный элемент 4 отделен в направлении канала 5 для горячих газов защитным экраном 6. Это обеспечивает улучшенную защиту уплотнительного элемента 4 от тепловых воздействий горячих газов при эксплуатации газовой турбины и тем самым более длительный срок его службы. Уменьшенные температуры или температурные градиенты в уплотнительном элементе 4 дополнительно предотвращают перекос уплотнения и возможную потерю пружинящего действия. Также предотвращается загрязнение уплотнительного элемента 4 горячими газами.As can be seen from FIG. 2, the sealing element 4 is separated in the direction of the hot gas channel 5 by a protective shield 6. This provides improved protection of the sealing element 4 from the thermal effects of the hot gases during operation of the gas turbine and thereby a longer service life. Reduced temperatures or temperature gradients in the sealing element 4 further prevent distortion of the seal and the possible loss of spring action. Contamination of the sealing element 4 with hot gases is also prevented.

Как видно из обеих фигур 2 и 3, уплотнительный элемент 4 и защитный экран 6 расположены в или на уступе 7, выполненном в теплоаккумулирующем сегменте 3. Это обеспечивает хорошее уплотняющее действие и надежное расположение обоих элементов. Защитный экран 6 имеет L-образную форму и расположен на уступе 7 лежа.As can be seen from both figures 2 and 3, the sealing element 4 and the protective screen 6 are located in or on the ledge 7, made in the heat storage segment 3. This provides a good sealing effect and a reliable location of both elements. The protective screen 6 is L-shaped and is located on the ledge 7 lying.

Из фиг.3, показывающей разрез по линии III-III на фиг.2, видно, что как уплотнительный элемент 4, так и защитный экран 6 могут быть сегментированы по периметру, что упрощает их монтаж. В одной предпочтительной форме выполнения уплотнительный элемент 4 и защитный экран 6 могут состоять из четырех-восьми сегментов.From figure 3, showing a section along the line III-III in figure 2, it can be seen that both the sealing element 4 and the protective screen 6 can be segmented around the perimeter, which simplifies their installation. In one preferred embodiment, the sealing element 4 and the shield 6 may consist of four to eight segments.

Уплотнительный элемент 4 и защитный экран 6 могут состоять из сверхсплава на основе никеля или кобальта и могут быть снабжены металлическим покрытием, например MCrAlY.The sealing element 4 and the protective shield 6 may consist of a nickel or cobalt-based superalloy and may be provided with a metal coating, for example MCrAlY.

Перечень ссылочных позицийList of Reference Items

1 - направляющая лопатка1 - guide vane

2 - опора2 - support

3 - теплоаккумулирующий сегмент3 - heat storage segment

4 - уплотнительный элемент4 - sealing element

5 - канал для горячих газов5 - channel for hot gases

6 - защитный экран для уплотнительного элемента 46 - a protective screen for the sealing element 4

7 - уступ7 - ledge

Claims (9)

1. Газотурбинное устройство, содержащее1. A gas turbine device containing теплоаккумулирующие сегменты (3), расположенные напротив рабочих лопаток на опоре (2) по периметру на корпусе газовой турбины, причем рабочие лопатки расположены по периметру на роторе газовой турбины,heat storage segments (3) located opposite the working blades on the support (2) around the perimeter on the gas turbine body, and the working blades are located around the perimeter on the rotor of the gas turbine, направляющие лопатки (1), которые рядом с теплоаккумулирующими сегментами (3) расположены по периметру между корпусом газовой турбины и ротором,guide vanes (1), which are located along the perimeter between the gas turbine housing and the rotor next to the heat storage segments (3), причем рабочие и направляющие лопатки (1) расположены в канале (5) газовой турбины для горячих газов, отличающееся тем, что между направляющими лопатками (1) и теплоаккумулирующими сегментами (3) расположен, по меньшей мере, один установленный по периметру уплотнительный элемент (4), отделенный в направлении канала (5) для горячих газов защитным экраном (6).moreover, the working and guide vanes (1) are located in the channel (5) of the gas turbine for hot gases, characterized in that between the guide vanes (1) and the heat storage segments (3) is located at least one perimeter sealing element (4 ), separated in the direction of the hot gas channel (5) by a protective shield (6). 2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что уплотнительный элемент (4), имеющий W-образную форму, расположен в осевом направлении по отношению к ротору газовой турбины между направляющими лопатками (1) и теплоаккумулирующими сегментами (3).2. The device according to claim 1, characterized in that the sealing element (4) having a W-shaped is located in the axial direction with respect to the rotor of the gas turbine between the guide vanes (1) and the heat storage segments (3). 3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что уплотнительный элемент (4) и/или защитный экран (6) сегментированы по периметру.3. The device according to claim 1, characterized in that the sealing element (4) and / or the protective screen (6) are segmented around the perimeter. 4. Устройство по п.3, отличающееся тем, что уплотнительный элемент (4) и/или защитный экран (6) состоят из четырех-восьми сегментов.4. The device according to claim 3, characterized in that the sealing element (4) and / or the protective screen (6) consist of four to eight segments. 5. Устройство по одному из пп.1, 3 и 4, отличающееся тем, что уплотнительный элемент (4) и защитный экран (6) расположены в или на уступе (7) теплоаккумулирующего сегмента (3).5. The device according to one of claims 1, 3 and 4, characterized in that the sealing element (4) and the protective screen (6) are located in or on the ledge (7) of the heat storage segment (3). 6. Устройство по п.5, отличающееся тем, что защитный экран (6) имеет L-образную форму.6. The device according to claim 5, characterized in that the protective screen (6) has an L-shape. 7. Устройство по п.6, отличающееся тем, что защитный экран (6) расположен на уступе (7) лежа.7. The device according to claim 6, characterized in that the protective screen (6) is located on the ledge (7) lying. 8. Устройство по п.1, отличающееся тем, что уплотнительный элемент (4) и/или защитный экран (6) состоят из сверхсплава на основе никеля или кобальта.8. The device according to claim 1, characterized in that the sealing element (4) and / or the protective screen (6) consist of a superalloy based on nickel or cobalt. 9. Устройство по п.1, отличающееся тем, что уплотнительный элемент (4) и/или защитный экран (6) снабжены металлическим покрытием.9. The device according to claim 1, characterized in that the sealing element (4) and / or the protective screen (6) are provided with a metal coating.
RU2001133771/06A 2001-12-11 2001-12-11 Gas-turbine device RU2302534C2 (en)

Priority Applications (6)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2001133771/06A RU2302534C2 (en) 2001-12-11 2001-12-11 Gas-turbine device
CH00068/02A CH695354A5 (en) 2001-12-11 2002-01-16 Gas turbine arrangement.
EP02779099A EP1456506B1 (en) 2001-12-11 2002-12-04 Gas turbine assembly
PCT/CH2002/000662 WO2003054358A1 (en) 2001-12-11 2002-12-04 Gas turbine assembly
DE50210429T DE50210429D1 (en) 2001-12-11 2002-12-04 GAS TURBINE ARRANGEMENT
US10/865,844 US7121790B2 (en) 2001-12-11 2004-06-14 Gas turbine arrangement

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2001133771/06A RU2302534C2 (en) 2001-12-11 2001-12-11 Gas-turbine device

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2001133771A RU2001133771A (en) 2003-08-10
RU2302534C2 true RU2302534C2 (en) 2007-07-10

Family

ID=20254705

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2001133771/06A RU2302534C2 (en) 2001-12-11 2001-12-11 Gas-turbine device

Country Status (6)

Country Link
US (1) US7121790B2 (en)
EP (1) EP1456506B1 (en)
CH (1) CH695354A5 (en)
DE (1) DE50210429D1 (en)
RU (1) RU2302534C2 (en)
WO (1) WO2003054358A1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2682997C1 (en) * 2018-01-10 2019-03-25 Евгений Николаевич Бокач Sealing ring

Families Citing this family (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2302534C2 (en) 2001-12-11 2007-07-10 Альстом (Свитзерлэнд) Лтд. Gas-turbine device
FR2868125B1 (en) * 2004-03-26 2006-07-21 Snecma Moteurs Sa TURBOMACHINE COMPRISING TWO SUBASSEMBLIES ASSEMBLED WITH AXIAL CONSTRAINTS
US7600967B2 (en) * 2005-07-30 2009-10-13 United Technologies Corporation Stator assembly, module and method for forming a rotary machine
US8128344B2 (en) * 2008-11-05 2012-03-06 General Electric Company Methods and apparatus involving shroud cooling
GB0914187D0 (en) * 2009-08-14 2009-09-16 Rolls Royce Plc A sealing assembly
US8967078B2 (en) * 2009-08-27 2015-03-03 United Technologies Corporation Abrasive finish mask and method of polishing a component
WO2015002673A2 (en) * 2013-02-20 2015-01-08 United Technologies Corporation Gas turbine engine seal assembly
EP2949873A1 (en) 2014-05-27 2015-12-02 Siemens Aktiengesellschaft Turbomachine with an ingestion shield and use of the turbomachine
US10370993B2 (en) 2014-10-24 2019-08-06 United Technologies Corporation Sliding seal
US9512735B2 (en) 2014-10-24 2016-12-06 United Technologies Corporation Sliding seal
US10208613B2 (en) 2014-10-24 2019-02-19 United Technologies Corporation Segmented seal
US9879780B2 (en) 2014-10-24 2018-01-30 United Technologies Corporation Sliding seal
US9587503B2 (en) 2014-10-24 2017-03-07 United Technologies Corporation Hinged seal
US10344609B2 (en) 2014-10-24 2019-07-09 United Technologies Corporation Bifurcated sliding seal
US10113437B2 (en) 2014-10-24 2018-10-30 United Technologies Corporation Multi-piece seal
US10167730B2 (en) 2014-10-24 2019-01-01 United Technologies Corporation Sliding seal
US10196912B2 (en) 2014-10-24 2019-02-05 United Technologies Corporation Bifurcated sliding seal
US9587502B2 (en) 2015-03-06 2017-03-07 United Technologies Corporation Sliding compliant seal
US10260364B2 (en) 2015-03-09 2019-04-16 United Technologies Corporation Sliding seal
US10202862B2 (en) 2015-04-08 2019-02-12 United Technologies Corporation Sliding seal
US10385716B2 (en) * 2015-07-02 2019-08-20 Unted Technologies Corporation Seal for a gas turbine engine
US10138750B2 (en) * 2016-03-16 2018-11-27 United Technologies Corporation Boas segmented heat shield
US9708922B1 (en) 2016-05-23 2017-07-18 United Technologies Corporation Seal ring for gas turbine engines
US10202863B2 (en) 2016-05-23 2019-02-12 United Technologies Corporation Seal ring for gas turbine engines
US10167957B2 (en) 2016-05-31 2019-01-01 United Technologies Corporation 2 ply W-seal using dissimilar materials
US9982550B2 (en) 2016-06-02 2018-05-29 United Technologies Corporation Joined two ply w seal
US10487943B2 (en) 2016-07-12 2019-11-26 United Technologies Corporation Multi-ply seal ring
US10450883B2 (en) 2016-10-31 2019-10-22 United Technologies Corporation W-seal shield for interrupted cavity
US11208907B2 (en) * 2017-07-13 2021-12-28 Raytheon Technologies Corporation Seals and methods of making seals

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3807891A (en) 1972-09-15 1974-04-30 United Aircraft Corp Thermal response turbine shroud
US3995971A (en) 1975-06-02 1976-12-07 United Technologies Corporation Rotatable vane seal
US4023252A (en) * 1975-12-12 1977-05-17 General Electric Company Clearance control through a nickel-graphite/aluminum copper-base alloy powder mixture
US4199151A (en) * 1978-08-14 1980-04-22 General Electric Company Method and apparatus for retaining seals
DE3003470C2 (en) 1980-01-31 1982-02-25 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Turbine guide vane suspension for gas turbine jet engines
US4512712A (en) 1983-08-01 1985-04-23 United Technologies Corporation Turbine stator assembly
US4752184A (en) * 1986-05-12 1988-06-21 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Self-locking outer air seal with full backside cooling
US4792277A (en) 1987-07-08 1988-12-20 United Technologies Corporation Split shroud compressor
US4863343A (en) 1988-05-16 1989-09-05 Westinghouse Electric Corp. Turbine vane shroud sealing system
US4902198A (en) 1988-08-31 1990-02-20 Westinghouse Electric Corp. Apparatus for film cooling of turbine van shrouds
US4869640A (en) 1988-09-16 1989-09-26 United Technologies Corporation Controlled temperature rotating seal
US4930980A (en) 1989-02-15 1990-06-05 Westinghouse Electric Corp. Cooled turbine vane
FR2646221B1 (en) * 1989-04-19 1991-06-14 Snecma SEAL, DEVICE COMPRISING SAME AND APPLICATION TO A TURBOMACHINE
GB2239678B (en) * 1989-12-08 1993-03-03 Rolls Royce Plc Gas turbine engine blade shroud assembly
US5536022A (en) * 1990-08-24 1996-07-16 United Technologies Corporation Plasma sprayed abradable seals for gas turbine engines
US5158430A (en) 1990-09-12 1992-10-27 United Technologies Corporation Segmented stator vane seal
EP0528138B1 (en) 1991-08-08 1995-05-17 Asea Brown Boveri Ag Blade shroud for axial turbine
US5333995A (en) * 1993-08-09 1994-08-02 General Electric Company Wear shim for a turbine engine
US5380155A (en) 1994-03-01 1995-01-10 United Technologies Corporation Compressor stator assembly
US5429478A (en) 1994-03-31 1995-07-04 United Technologies Corporation Airfoil having a seal and an integral heat shield
DE19609690C2 (en) * 1996-03-13 2000-12-28 Karlsruhe Forschzent Turbine blade
US6076835A (en) * 1997-05-21 2000-06-20 Allison Advanced Development Company Interstage van seal apparatus
EP1177367B1 (en) * 1999-05-12 2003-08-20 Siemens Aktiengesellschaft Seal for sealing a gap, in particular in a turbine, and a turbine
RU2302534C2 (en) 2001-12-11 2007-07-10 Альстом (Свитзерлэнд) Лтд. Gas-turbine device

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2682997C1 (en) * 2018-01-10 2019-03-25 Евгений Николаевич Бокач Sealing ring

Also Published As

Publication number Publication date
DE50210429D1 (en) 2007-08-16
US20050118016A1 (en) 2005-06-02
WO2003054358A1 (en) 2003-07-03
RU2001133771A (en) 2003-08-10
US7121790B2 (en) 2006-10-17
EP1456506B1 (en) 2007-07-04
CH695354A5 (en) 2006-04-13
EP1456506A1 (en) 2004-09-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2302534C2 (en) Gas-turbine device
US6758653B2 (en) Ceramic matrix composite component for a gas turbine engine
US10787924B2 (en) Turbine ring assembly with axial retention
EP0725888B1 (en) Mounting and sealing arrangement for a turbine shroud segment
CN101845996B (en) Device and system for reducing second air flow in gas turbine
US9945243B2 (en) Turbine shroud with biased blade track
CA2397613C (en) Split ring for tip clearance control
EP1362983B1 (en) Ceramic turbine shroud
KR100379728B1 (en) Rotor assembly shroud
US9255488B2 (en) Sealing arrangement for a thermal machine
US10088049B2 (en) Thermally protected seal assembly
CN101845997B (en) Apparatus for turbine engine cooling air management
EP3090140B1 (en) Blade outer air seal with secondary air sealing
US9200527B2 (en) Systems, methods, and apparatus for a turbine interstage rim seal
US20160040547A1 (en) Blade outer air seal with secondary air sealing
US3519366A (en) Turbine diaphragm seal structure
US7229245B2 (en) Vane platform rail configuration for reduced airfoil stress
CA2366184A1 (en) Gas turbine blade/vane and gas turbine
US4280795A (en) Interblade seal for axial flow rotary machines
US20110206524A1 (en) Gas turbine having sealing plates on the turbine disc
US10167722B2 (en) Disk outer rim seal
US20180106161A1 (en) Turbine shroud segment
US11952901B2 (en) Turbomachine sealing ring
US11156115B2 (en) Guide vane arrangement for turbomachine
Sexton et al. Air riding seal with purge cavity

Legal Events

Date Code Title Description
FA93 Acknowledgement of application withdrawn (no request for examination)

Effective date: 20050408

PC41 Official registration of the transfer of exclusive right

Effective date: 20121009

PD4A Correction of name of patent owner
PC41 Official registration of the transfer of exclusive right

Effective date: 20170426

MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20171212